一种弹射式连接分离一体化装置制造方法及图纸

一种弹射式连接分离一体化装置，主要由壳体组件(1)、推板组件(2)、遥测装置(3)、连接解锁装置(4)组成，初始状态下卫星通过连接解锁装置锁紧并放置于壳体组件内，当卫星入轨后连接解锁装置解锁，用于推动卫星由壳体组件向外弹射的推板组件设置于壳体组件内并与卫星接触，遥测装置在地面控制站控制下向连接解锁装置发送解锁信号，并向推板组件发送分离信号，解决了传统星箭连接分离装置对卫星存在尺寸约束、无法适应卫星的不同构型、不能满足快速发射的问题，结构稳定。结构稳定。结构稳定。

【技术实现步骤摘要】
一种弹射式连接分离一体化装置


[0001]本专利技术涉及一种弹射式连接分离一体化装置，属于星箭分离装置设计领域。

技术介绍

[0002]随着空间科学技术的发展，国内外卫星发展技术趋势日益成熟，发射任务日趋增加，卫星的构型、尺寸等也日趋多样化。对于卫星要搭载运载火箭升空的背景下，未来航天技术对运载空间位置利用率、星箭分离装置研制周期、对卫星冲击较小、实现高效率可靠分离、实时解锁分离遥测的技术要求也越来越高，传统固定构型的星箭分离装置越来越不能满足卫星对运载的这些要求。因此急需开展可以快速研制、适应卫星及运载空间、对卫星冲击较小、实现高效率可靠分离和实时解锁分离遥测的新型连接分离装置的研究。
[0003]基于传统的星箭连接分离装置，分离装置沿着火箭轴向安装就是通过在支撑舱上安装支架实现分离装置的轴向安装，支撑舱段与整流罩之间的锥角空间利用率不高，或者卫星沿着火箭径向分离，分离装置都统一安装于支撑舱上的圆柱舱段上，依旧没有利用支撑舱的斜锥段空间，造成空间利用率低。传统构型的搭载于支撑舱侧壁的星箭分离装置，对卫星有一定的尺寸约束，使卫星设计有一定局限，针对卫星新构型设计新型连接分离装置的话，周期会显著增加，无法快速适应日趋多样化的卫星的构型，不满足快速发射需求。此外传统构型的星箭分离装置，火工品至少两个以上，对卫星冲击较大，无法满足未来安装有精密单机的卫星冲击的要求。传统构型的依靠弹簧及轨道分离卫星的星箭分离装置中，弹簧没有在导轨全行程范围内工作，卫星自身的分离的效率不靠，甚至有可能发生卡滞，因此可靠性不高。最后，实时解锁分离遥测功能是星箭分离装置中重要功能组成部分，传统构型的分离装置实现实时解锁分离遥测功能靠行程开关和遥测组件，具有安装位置多、重量大数量多的缺点。

技术实现思路

[0004]本专利技术解决的技术问题是：针对目前现有技术中，传统星箭连接分离装置对卫星存在尺寸约束、无法适应卫星的不同构型、不能满足快速发射的问题，提出了一种弹射式连接分离一体化装置。
[0005]本专利技术解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：
[0006]一种弹射式连接分离一体化装置，包括壳体组件、推板组件、遥测装置、连接解锁装置，所述壳体组件紧固连接于卫星支撑舱上，初始状态下卫星通过连接解锁装置锁紧并放置于壳体组件内，当卫星入轨后连接解锁装置解锁，用于推动卫星由壳体组件向外弹射的推板组件设置于壳体组件内并与卫星接触，所述遥测装置在地面控制站控制下向连接解锁装置发送解锁信号，并向推板组件发送分离信号。
[0007]所述壳体组件包括第一导轨、第二导轨、左侧蒙皮、右侧蒙皮、上蒙皮、下蒙皮、后端盖、门框、定位销，所述左侧蒙皮、右侧蒙皮为相同梯形结构蒙皮，所述上蒙皮、下蒙皮为矩形结构蒙皮，所述左侧蒙皮、右侧蒙皮、上蒙皮、下蒙皮通过门框固定，并通过后端盖构成
梯形体的箱体结构，所述门框上设置有与卫星匹配连接的定位销，箱体结构内侧设置有第一导轨、第二导轨，用于供推板组件滑动，所述门框与下蒙皮通过紧固件连接于卫星支撑舱上。
[0008]所述第一导轨、第二导轨均通过紧固件固定于上蒙皮内侧及下蒙皮内侧，为半中空形导轨。
[0009]所述推板组件包括前挡板、后挡板、第一导向柱、第二导向柱、加强柱、弹簧筒、侧挡板、分离弹簧、压块，所述前挡板、后挡板、第一导向柱、第二导向柱、加强柱、弹簧筒、侧挡板通过紧固件固定形成矩形平板的推板结构，所述后端盖上设置有通孔，所述通孔通过紧固件分别与压块、加强柱连接，所述第一导向柱、第二导向柱、加强柱、弹簧筒、侧挡板均设置于前挡板上，所述后挡板与后端盖接触，分离弹簧的后端通过压块分别固定在后端盖的四个顶角处，分离弹簧的前端通过弹簧筒、第一导向柱、第二导向柱、加强柱、侧挡板设置于推板结构后端的后挡板以顶住推板结构，所述推板结构与卫星底面接触并配合卫星沿第一导向柱、第二导向柱方向与第一导轨、第二导轨配合滑动。
[0010]所述分离弹簧推动推板组件中加强柱、弹簧筒、侧挡板组成的导向筒环滑动，所述第一导向柱、第二导向柱、门框、下蒙皮上均于滑动方向上设置有凸起，用于对推板组件进行限位。
[0011]所述遥测装置包括干簧管、磁铁，所述第二导向柱上设计有圆孔，用于放置磁铁，第二导轨设计有圆孔，用于引出干簧管导线，所述干簧管通过胶水设置在第二导轨的半中空内腔中的前后端，磁铁与干簧管在锁紧时距离接近，通过第二导轨圆孔对干簧管引出的导线测量得到压紧信号，并在卫星与壳体组件分离过程中通过第二导轨圆孔对干簧管引出的导线测量得到分离信号以实现实时解锁及分离遥测。
[0012]所述前挡板、后挡板中设置有中央圆孔，供连接解锁装置穿过并与卫星地面固定。
[0013]所述连接解锁装置设置于后端盖中央位置，通过壳体组件并穿过推板组件中央圆孔与卫星底座连接，包括转接筒、爆炸螺栓、球垫、垫板、方螺母、不锈钢板、镁合金板、环氧玻璃板、蜂窝、橡胶板、爆炸螺栓保护罩，爆炸螺栓穿过球垫、后端盖与放置于转接筒内的方螺母螺纹连接锁紧；不锈钢板、镁合金板、环氧玻璃板、蜂窝、橡胶板均设置于转接筒底部用于减少卫星冲击作用，所述球垫设置于前挡板上用于导向定位，转接筒内设置蜂窝、橡胶板，爆炸螺栓保护罩设置于爆炸螺栓外侧对爆炸螺栓实现保护。
[0014]卫星锁紧时，对爆炸螺栓施加预紧力，对定位销施加预紧力，使卫星在后端盖定位销的共同支撑作用下实现卫星与分离装置可靠连接锁紧，卫星入轨时爆炸螺栓起爆，连接解锁装置解锁，卫星在分离弹簧和推板组件作用下，沿第一导轨、第二导轨滑出壳体组件实现卫星分离。
[0015]所述壳体组件空间根据卫星形状、体积确定并制作，采用采用板材机加工壳体研制，门框根据运载支撑舱角度加工。
[0016]本专利技术与现有技术相比的优点在于：
[0017](1)本专利技术提供的一种弹射式连接分离一体化装置，分离装置中的门框、下蒙皮能够通过安装于运载支撑舱上，门框可适应并根据运载支撑舱角度加工，使卫星充分利用整流罩与支撑舱之间的空间位置，提高空间利用率，能够可根据卫星形状体积加工连接解锁装置的空间大小、形状，同时采用板材机加工、壳体研制周期短、可快速适应卫星要求，同时
通过单个连接解锁装置与卫星底座连接，定位销通过门框与卫星配合实现承受卫星载荷，通过对爆炸螺栓施加预紧力与定位销的共同作用下，使卫星有预应力的作用，提高卫星与分离装置组合体刚度的作用，大大减小传统构型的分离装置的预紧力，减少连接分离装置数量从而减少火工品，实现较小的冲击；
[0018](2)本专利技术采用的连接解锁装置通过一个爆炸螺栓实现与卫星的可靠连接，采用三种材料的三层垫板、橡胶板、蜂窝板实现减小冲击；采用爆炸螺栓保护罩和转接筒，实现爆炸螺栓起爆后的收集作用，防止多余物产生；采用球窝实现在施加爆炸螺栓预紧力时的位置自动调整作用；采用方螺母实现爆炸螺栓在加载过程中提供反力矩，方便加载，导轨固定在壳体组件内腔的四个角上，卫星通过导轨在壳体组件中滑动，弹簧分离装置中通过推板结构在锁紧时起到对卫星的空间约束作用，使卫星具有可靠支本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种弹射式连接分离一体化装置，其特征在于：包括壳体组件(1)、推板组件(2)、遥测装置(3)、连接解锁装置(4)，所述壳体组件(1)紧固连接于卫星支撑舱上，初始状态下卫星通过连接解锁装置(4)锁紧并放置于壳体组件(1)内，当卫星入轨后连接解锁装置(4)解锁，用于推动卫星由壳体组件(1)向外弹射的推板组件(2)设置于壳体组件(1)内并与卫星接触，所述遥测装置(3)在地面控制站控制下向连接解锁装置(4)发送解锁信号，并向推板组件(2)发送分离信号。2.根据权利要求1所述的一种弹射式连接分离一体化装置，其特征在于：所述壳体组件(1)包括第一导轨(1-1)、第二导轨(1-2)、左侧蒙皮(1-3)、右侧蒙皮(1-4)、上蒙皮(1-5)、下蒙皮(1-6)、后端盖(1-7)、门框(1-8)、定位销(1-9)，所述左侧蒙皮(1-3)、右侧蒙皮(1-4为相同梯形结构蒙皮，所述上蒙皮(1-5)、下蒙皮(1-6)为矩形结构蒙皮，所述左侧蒙皮(1-3)、右侧蒙皮(1-4)、上蒙皮(1-5)、下蒙皮(1-6)通过门框(1-8)固定，并通过后端盖(1-7)构成梯形体的箱体结构，所述门框(1-8)上设置有与卫星匹配连接的定位销(1-9)，箱体结构内侧设置有第一导轨(1-1)、第二导轨(1-2)，用于供推板组件(2)滑动，所述门框(1-8)与下蒙皮(1-6)通过紧固件连接于卫星支撑舱上。3.根据权利要求2所述的一种弹射式连接分离一体化装置，其特征在于：所述第一导轨(1-1)、第二导轨(1-2)均通过紧固件固定于上蒙皮(1-5)内侧及下蒙皮(1-6)内侧，为半中空形导轨。4.根据权利要求3所述的一种弹射式连接分离一体化装置，其特征在于：所述推板组件(2)包括前挡板(2-1)、后挡板(2-2)、第一导向柱(2-3)、第二导向柱(2-4)、加强柱(2-5)、弹簧筒(2-6)、侧挡板(2-7)、分离弹簧(2-8)、压块(2-9)，所述前挡板(2-1)、后挡板(2-2)、第一导向柱(2-3)、第二导向柱(2-4)、加强柱(2-5)、弹簧筒(2-6)、侧挡板(2-7)通过紧固件固定形成矩形平板的推板结构，所述后端盖(1-7)上设置有通孔，所述通孔通过紧固件分别与压块(2-9)、加强柱(2-5)连接，所述第一导向柱(2-3)、第二导向柱(2-4)、加强柱(2-5)、弹簧筒(2-6)、侧挡板(2-7)均设置于前挡板(2-1)上，所述后挡板(2-2)与后端盖(1-7)接触，分离弹簧(2-8)的后端通过压块(2-9)分别固定在后端盖(1-7)的四个顶角处，分离弹簧(2-8)的前端通过弹簧筒(2-6)、第一导向柱(2-3)、第二导向柱(2-4)、加强柱(2-5)、侧挡板(2-7)设置于推板结构后端的后挡板(2-2)以顶住推板结构，所述推板结构与卫星底面接触并配合卫星沿第一导向柱(2-3)、第二导向柱(2-4)方向与第一导轨(1-1)、第二导轨(1-2)配合滑动。5.根据权利要求4所述的一种弹射式...

【专利技术属性】
技术研发人员：张哲源，江涛，康士朋，林仁邦，任海辽，苏新源，潘思辰，胡励，陆江阅，
申请(专利权)人：上海宇航系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：